XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: agora17 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0151 0.04396 0.03465 0.0060 0.9992 1.0008 -2.750 0.0048 0.04281 0.03379 0.0049 0.9992 1.0008 -2.000 0.1477 0.05133 0.04006 -0.0275 0.7376 1.0008 -1.750 0.1903 0.05467 0.04286 -0.0348 0.7220 1.0008 -1.500 0.2304 0.05783 0.04549 -0.0420 0.7168 1.0008 -1.250 0.2673 0.06084 0.04814 -0.0490 0.7182 1.0008 -1.000 0.2963 0.06336 0.05045 -0.0565 0.7276 1.0008 -0.750 0.3196 0.06629 0.05312 -0.0619 0.7400 1.0008 -0.500 0.3266 0.06873 0.05538 -0.0656 0.7581 1.0008 -0.250 0.3276 0.07127 0.05773 -0.0675 0.7783 1.0008 0.000 0.3228 0.07384 0.06011 -0.0679 0.8009 1.0008 0.250 0.3100 0.07630 0.06239 -0.0666 0.8262 1.0008 0.500 0.2914 0.07836 0.06424 -0.0641 0.8547 1.0008 0.750 0.2642 0.07970 0.06546 -0.0596 0.8864 1.0008 1.000 0.2330 0.08058 0.06622 -0.0537 0.9213 1.0008 1.250 0.2051 0.08159 0.06710 -0.0476 0.9580 1.0008 1.500 0.1597 0.08139 0.06681 -0.0368 0.9981 1.0008 1.750 0.1721 0.08400 0.06919 -0.0379 0.9992 1.0008 2.000 0.1858 0.08667 0.07164 -0.0392 0.9992 1.0008 2.250 0.1994 0.08937 0.07413 -0.0405 0.9992 1.0008 2.500 0.2129 0.09210 0.07666 -0.0419 0.9992 1.0008 2.750 0.2263 0.09487 0.07924 -0.0432 0.9992 1.0008 3.000 0.2396 0.09767 0.08186 -0.0445 0.9992 1.0008 3.250 0.2529 0.10049 0.08452 -0.0458 0.9992 1.0008 3.500 0.2660 0.10335 0.08721 -0.0471 0.9992 1.0008 3.750 0.2790 0.10624 0.08995 -0.0484 0.9992 1.0008 4.000 0.2920 0.10915 0.09268 -0.0498 0.9992 1.0008 4.250 0.3049 0.11209 0.09548 -0.0511 0.9992 1.0008 4.500 0.3178 0.11506 0.09831 -0.0525 0.9992 1.0008 4.750 0.3306 0.11805 0.10117 -0.0538 0.9992 1.0008 5.000 0.3433 0.12106 0.10406 -0.0552 0.9992 1.0008